(EN)A gas turbine or rocket engine hot section includes a first duct case, a second duct case, a plurality of vanes arranged about an axial centerline, and an igniter located with a first of the plurality of vanes. The first of the plurality of vanes extends axially between a leading edge and a flame holder surface at a trailing edge. The flame holder surface extends radially between a first vane end connected to the first duct case and a second vane end connected to the second duct case. The flame holder surface includes a first section that tapers towards the first vane end, and a second section that tapers away from the first section and towards the second vane end.(FR)Une section chaude de moteur à turbine à gaz ou de moteur-fusée comprend une première gaine de conduite, une seconde gaine de conduite, une pluralité de pales agencées autour d'un axe central et un dispositif d'allumage situé avec une première pale de la pluralité de pales. La première pale de la pluralité de pales s'étend axialement entre un bord d'attaque et une surface de stabilisateur de flamme au niveau d'un bord de fuite. La surface de stabilisateur de flamme s'étend radialement entre une première extrémité de pale raccordée à la première gaine de conduite et une seconde extrémité de pale raccordée à la seconde gaine de conduite. La surface de stabilisateur de flamme comprend une première section se terminant en pointe en direction de la première extrémité de pale et une seconde section se terminant en pointe depuis la première section et en direction de la seconde extrémité de pale.